Разгонный блок для довыведения космического аппарата навигации

Тип работы:
Курсовая
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

на тему: «Разгонный блок для довыведения КА навигации»

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

1. Баллистический и массовый расчеты РБ

1.1 Баллистические расчеты

1.2 Расчет массово-энергетических характеристик

2. Проектирование элементов конструкции РБ

2.1 Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака

2.1.1 Расчет цилиндрической части корпуса топливного бака

2.1.2 Расчет днищ

2.2 Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека

3. Компоновка ТКА

3.1 Зона полезного груза РН

3.2 Расчет объемов топливных баков и подсистем ТКА

Приложение 1

Приложение 2

Приложение 3

Заключение

Введение

Данный разгонный блок предназначен для решения некоторых транспортных задач в космическом пространстве, в частности, для довыведения космического аппарата навигации массой М0=7300 кг с начальной высоты hн=200 км на конечную высоту hк=20 000 км.

Целью данной работы является проектирование разгонного блока.

Основной проблемой является повышение качества и эффективности применения, а также снижение стоимости проектируемого разгонного блока. Повышение качества включает в себя снижение габаритных характеристик разгонного блока и подбор условий для максимальной экономии топлива. Также необходимо компактно распределить все системы разгонного блока для уменьшения его объема, занимаемого под головным обтекателем, с целью увеличения массы полезной нагрузки. Это позволит заметно увеличить энергетические возможности ракеты-носителя по выведению полезных нагрузок на околоземные орбиты.

Вся графическая документация приведена в приложении 3.

Исходные данные:

hн=200 км — высота начальной орбиты

hк=20 000 км — высота конечной орбиты

М0=7300 кг — начальная масса

iн=65є - наклонение начальной орбиты

iк=63є - наклонение конечной орбиты

1. Баллистический и массовый расчеты РБ

разгонный блок топливный бак

1.1 Баллистические расчеты

Математическая модель.

Движение ТКА определяется вектором скорости и характеризуется траекторией. В безатмосферном пространстве ТКА движутся по баллистическим траекториям.

В настоящей работе рассматривается движение ТКА с двигателями большой тяги. Это движение происходит при начальных перегрузках летательных аппаратов n0?0,1. Такие перегрузки считаются большими.

Начальная и конечная орбиты имеют разные наклонения. Это означает, что осуществляется двухимпульсный некомпланарный перелет.

Двухимпульсный некомпланарный перелет с круговой на высокую круговую орбиту осуществляется по полуэллипсу Гомана. Перелет требует увеличения скорости в перигее и апогее этого полуэллипса.

Необходимое увеличение скорости в перигее определяется по формуле:

Увеличение скорости в апогее определяется по формуле:

Потребная на перелет масса топлива при известных значениях импульсной скорости и удельном импульсе двигателя рассчитывается по формуле Циолковского:

Результаты расчетов.

В результате использования программы получены следующие данные:

· поворот всей плоскости орбиты осуществляется только в апогее на 2є;

· значение скорости в точке перигея vп=2,075 км/с;

· значение скорости в точке апогея vа=1,437 км/с;

· минимальная суммарная импульсная скорость vУ=3,512 км/с;

· масса топлива на перелет mt=4864 кг;

· удельный импульс топлива Iуд=3,2.

Выполнение расчетов дано в приложении 1.

1.2 Расчет массово-энергетических характеристик

Математическая модель.

Довыведение КА осуществляется двумя импульсами при помощи одноблочного разгонного блока. Первая ступень РБ соответствует начальной массе M01=M0. При выдаче первого импульса тяги часть топлива сгорает и РБ с оставшейся массой топлива называется второй условной ступенью. При этом конечные массы первой условной ступени будут равны начальным массам второй условной ступени: Mк1=M02, mк1=m02.

После выдачи второго импульса тяги в баках РБ будут находиться лишь остатки топлива. После выполнения перелета РБ отстреливается от полезной нагрузки. При указанном порядке работы относительная масса полезной нагрузки:

Относительная конечная масса:

Поскольку РБ имеет один ракетный блок, можно записать:

Масса пневмогидравлической системы, включающая массу топливных баков без топлива:.

Масса двигателя:.

Масса обеспечивающих систем:

.

Масса несущих конструкций:.

Начальная перегрузка на втором импульсе:

.

Тогда формулу для относительной конечной массы можно переписать:

.

Обозначим:;; .

Тогда:.

Результаты расчетов.

В результате использования программы получены следующие данные:

· оптимальное значение перегрузки на первом импульсе n01=0,5;

· оптимальное значение перегрузки на втором импульсе n02=0,96;

· минимальная суммарная масса двигателя и гравитационных потерь при перегрузке 0,5 Мsumm=32,744;

· относительная масса ПН мПН=0,132;

· масса ПН mПН=965,971 кг;

· масса топлива на первый импульс mт1=3497 кг;

· масса топлива на второй импульс mт2=1376 кг;

· время работы ДУ для первого импульса td1=312,534 с;

· время работы ДУ для второго импульса td2=122,954 с;

· оптимальное значение перегрузки при значении целевой функции мПН=0,132 равно 0,5.

Выполнение расчетов дано в приложении 2.

2. Проектирование элементов конструкции РБ

2.1 Проектировочный прочностной расчет корпуса топливного бака

Исходные данные:

R=1,35 м — радиус цилиндрической части;

Rд=3,05 м — радиус днища;

pвн=0,3•106 Н/м2 — внутреннее избыточное давление в отсеке;

f=fp=1,3 — коэффициент безопасности;

материал конструкции — АМг6;

у0,2=1,6•108 Н/м2 — предел текучести материала АМг6.

Определить:

д, дд — толщина стенки цилиндрической части и днища;

зпр — коэффициент запаса прочности

2.1.1 Расчет цилиндрической части корпуса топливного бака

Определение внутренней осевой силы (N).

Уравнение равновесия осевых сил:

N (x1)=0,3•106•3,14•1,352 — (965,971+633,4+400)•9,8•3=1,658•106 Н

Эквивалентная осевая сила равна:

NЭ=p?р?R2-N

NЭ=0,3•106•3. 14•1. 352 — 1,658•106=0,0588•106 Н

Определение расчетной эквивалентной осевой силы (NЭР).

NЭ>0 (растяжение)

Следовательно, NЭР будет рассчитываться по формуле:

NЭР= fp•p?р?R2 — N

NЭР=1,3•0,3•106•3. 14•1. 352 — 1,658•106=0,574•106 Н

Переходим к определению толщины стенки отсека.

Эквивалентное напряжение (уэкв) является максимальным из напряжений у1p и у2p, т. е.: уэкв=max (у1p, у2p).

Как правило, у1p< у2p. Тогда из условия прочности у2p? у0,2 получим:

pp= fp•pmax

pp=1,3•0,3•106=0. 39•106 Н/м2

Согласно сортаменту листов АМг6 принимаем толщину стенки цилиндрической части топливного бака д=5 мм.

Определение коэффициента запаса прочности.

2.1.2 Расчет днищ

Из условия прочности уэкв? у0,2 получим:

Согласно сортаменту листов АМг6 принимаем толщину днищ дд=5 мм.

Определение коэффициента запаса прочности.

2.2 Проектировочный прочностной расчет ферменного отсека.

Исходные данные:

Rб=1,35 м — радиус большего основания;

Rм=0,7 м — радиус меньшего основания;

H=0,6 м — высота фермы;

n=10 — число стержней фермы;

Определить:

дтр — толщина стенки стержня;

Rтр — радиус сечения стержня.

Определение внутренней осевой силы (Nx1).

Nx1= -Fx1

Nx1= -3•9,8•(965,971+633,4+3513)= -150 303,7= -15,03•104 Н

Определение расчетной эквивалентной осевой силы (NЭР).

NЭР=f• Nx1=1,3•(-15,03•104)= -19,54•104 Н

Расчетное усилие в одном стержне равно:

L — длина стержня — рассчитывается по формуле:

Определение толщины стенки стержня.

k=0,15 — коэффициент устойчивости

Е=0,7•1011 Н/м2 — модуль упругости

Определение радиуса сечения стержня.

3. Компоновка РБ

3.1 Зона полезного груза РН

Целью компоновки является минимизация продольного размера зоны разгонного блока. Уменьшение продольного размера зоны РБ повышает качество компоновки.

Для выведения проектируемого разгонного блока на орбиту используется ракета-носитель Союз-У2.

Диаметр обтекателя РН D=3 м

Длина обтекателя РН L=6 м

Зазор между головным обтекателем и полезным грузом составляет 150 мм. Этот зазор необходим для исключения ударов полезного груза об обтекатель при выведении на рабочую орбиту.

Продольный размер зоны РБ составляет 2,6 м.

3.2 Расчет объемов топливных баков и подсистем РБ

Исходные данные:

Допустимая масса РБ, кг:

Масса ПН, кг:

Масса топлива, кг:

Масса ПГС, кг:

Масса систем, кг:

Масса двигателя, кг:

Масса конструкции, кг:

Соотношение компонентов топлива:

Плотность окислителя, кг/м3:

Плотность горючего, кг/м3:

Коэффициент объема баков:

Диаметр обтекателя, м:

Длина обтекателя, м:

Угол конуса обтекателя, град:

Удельный импульс двигателя, м/с:

Количество шаровых баллонов для управления ДУ:

Решение:

Масса РБ должна быть меньше допустимой

Масса и объем бака окислителя:

Масса и объем бака горючего:

Радиусы шаровых баков окислителя и горючего:

Диаметр обтекателя РН, м:

Радиус зоны полезной нагрузки РН: ,

Суммарный импульс двигателя, Н*с: ,

Если условия и не выполняются, тогда форма бака окислителя принимается цилиндрической со сферическими днищами.

Вытеснительная подача топлива в камеру сгорания:

Насосная подача топлива в камеру сгорания:

Давление в топливных баках при вытеснительной подаче 5−7 МПа/м2

Давление в КС 5−15 МПа

Давление в топливных баках при насосной подаче 0. 12 МПа/м2

Давление в шаровых баллонах с азотом, МПа/м2:

Назначаем давление в топливных баках, МПа:

Показатель адиабаты:

Объем шар баллонов с азотом для заполнения бака с циклином, м3:

Количество шаровых баллонов с азотом объемом 0. 01 м³ для заполнения бака с циклином:

Общее количество шаровых баллонов с азотом:

Радиус торового бака горючего, м:

Радиус сечения торового бака горючего, м:

Расчет длины цилиндрического бака окислителя

Высота шарового сегмента:

Длина цилиндрического бака со сферическими днищами:

Полученные результаты:

радиус зоны полезной нагрузки RПН=1,35 м

радиус сечения торового бака горючего rtor=0,303 м

радиус торового бака горючего Rtor=0,7 м

длина цилиндрического бака окислителя Lpc=0,465 м

высота шарового сегмента hc=0,1 м

радиус сечения тора приборного отсека rtor=0,26 м

радиус тора приборного отсека Rtor=2,7 м

ПРИЛОЖЕНИЕ 1

Оптимизация импульсной скорости при двухимпульсном некомпланарном перелете ТКА с круговой на более высокую круговую орбиту

Исходные данные:

Значения поворота вектора скорости в перигее, в град:

Радиус перигея переходной орбиты, в км:

Радиус апогея переходной орбиты, в км:

Угол некомпланарности, в град:

Решение: Суммарная импульсная скорость, км/с:

Минимальная суммарная импульсная скорость составляет 3. 512 км/с при 0.4 град поворота вектора скорости в перигее.

С поворотом перигейного вектора на 0.4 град экономия в скорости, км/с:

Изменение скорости в перигее:

При минимальном значении суммарной скорости изменение скорости в апогее, км/с:

Расход топлива:

Вывод:

Поворот всей плоскости орбиты осуществляется в апогее. Масса топлива на перелет равна 4864 кг.

ПРИЛОЖЕНИЕ 2

Оптимизация начальной перегрузки на первом импульсе из условия минимума суммарной массы топлива на компенсацию гравитационных потерь и массы двигателя

Исходные данные:

Начальная масса, кг:

Удельный импульс топлива, км/с:

Первая импульсная скорость, км/с:

Вторая импульсная скорость, км/с:

Радиус орбиты перегея, км:

Радиус орбиты аппогея, км

Начальные перегрузки:

Массовый коэффициент двигателя:

Решение:

Вывод:

При перегрузке 0.5 будет получена минимальная суммарная масса двигателя и гравитационных потерь, равная 32. 744.

Оптимизация начальной перегрузки моноблочного РБ при двух-импульсном перелете по максимальному значению относительной массы ПН.

Исходные данные:

Начальная масса ТКА, кг:

Высота начальной орбиты, км:

Высота конечной орбиты, км:

Импульсная скорость в перигее, км/с:

Импульсная скорость в апогее, км/с:

Массовый коэффициент двигателя:

Массовый кэффициент ПГС:

Массовый коэффициент служебных систем:

Массовый коэффициент несущих конструкций:

Удельный импульс топлива, км/с:

Диапазон варьирования начальной перегрузки

на первом импульсе:

Зависимость относительной массы ПН от начальной перегрузки на первом импульсе:

Выбор перегрузки и результаты расчета:

Оптимальное значение начальной перегрузки на первом импульсе:

Оптимальное значение начальной перегрузки на втором импульсе:

Относительная масса ПН:

Масса ПН, кг:

Масса топлива на первый импульс, кг:

Масса топлива на второй импульс, кг:

Время работы ДУ для первого импульса, с:

Время работы ДУ для второго импульса, с:

Вывод:

Оптимальное значение перегрузки равно 0.5 при значении целевой функции, равном 0,132.

ПРИЛОЖЕНИЕ 3

ГРАФИК ОПТИМИЗАЦИИ УГЛА РАЗВОРОТА ПЛОСКОСТИ ОРБИТЫ В ТОЧКЕ ПЕРИГЕЯ

ГРАФИК ОПТИМИЗАЦИИ НАЧАЛЬНОЙ ПЕРЕГРУЗКИ ПО МИНИМУМУ СУММАРНОЙ МАССЫ ДВИГАТЕЛЯ И ГРАВИТАЦИОННЫХ ПОТЕРЬ ТОПЛИВА

ГРАФИК ОПТИМИЗАЦИИ НАЧАЛЬНОЙ ПЕРЕГРУЗКИ ПО МАКСИМУМУ ОТНОСИТЕЛЬНОЙ МАССЫ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ

Заключение

При решении задачи оптимизации получены следующие данные:

— масса полезной нагрузки mПН=965,971 кг

— масса топлива на перелет mт=4864 кг

— масса двигателя mдв=23,725 кг

— диаметр обтекателя Dоб=3 м

— радиус зоны полезной нагрузки RПН=1,35 м

— радиус сечения торового бака горючего rtor=0,303 м

— радиус торового бака горючего Rtor=0,7 м

— длина цилиндрического бака окислителя Lpc=0,465 м

— высота шарового сегмента hc=0,1 м

— радиус сечения тора приборного отсека rtor=0,26 м

— радиус тора приборного отсека Rtor=2,7 м

В процессе выполнения данной работы была достигнута цель оптимизации основных показателей качества и разработана конструктивно-компоновочная схема. Актуальность данной задачи очевидна, т.к. существует необходимость усовершенствования разгонного блока, а именно — уменьшение его габаритных и массовых показателей и достижение максимальной экономии топлива.

Однако данная конструктивно-компоновочная схема не вполне рациональна. Приборный отсек и баки горючего и окислителя находятся на большом расстоянии друг от друга. Это расстояние можно уменьшить, приблизив их. Тем самым мы сможем уменьшить длину разгонного блока, и, как следствие, его объем, занимаемый под обтекателем ракеты-носителя.

Можно также изменить массовые коэффициенты ПГС, служебных систем и несущих конструкций с целью увеличения массы полезной нагрузки. Например, можно взять значения массовых коэффициентов 0,01, а не 0,1, как при первоначальном расчете.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой